二維彈道修正引信沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面設(shè)計方法

陳 超，張 英，肖晨星

(西安機(jī)電信息技術(shù)研究所，陜西 西安 710065)

0 引言

二維彈道修正引信具有低成本精確打擊的優(yōu)勢。無需全新研制彈藥，僅通過更換修正引信即可對大量庫存無控彈藥進(jìn)行低成本靈巧化改造，在同樣毀傷概率條件下大幅減少彈藥消耗量[1]。目前國際上技術(shù)較為先進(jìn)的二維彈道修正引信方案大都采用在引信頭部安裝兩對翼面來進(jìn)行修正控制：一對升力翼面進(jìn)行彈道修正，一對導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面對引信頭部進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制。滾轉(zhuǎn)控制主動力矩有電磁力矩和氣動力矩，典型代表分別為美國的PGK[2]，英國BAE的銀彈引信[3]和以色列的Top GUN等。

可動翼二維彈道修正引信通過減旋機(jī)構(gòu)實現(xiàn)修正組件相對彈丸整體減旋，通過導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面產(chǎn)生氣動導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩進(jìn)行滾轉(zhuǎn)姿態(tài)穩(wěn)定控制，而減旋機(jī)構(gòu)與制式彈丸間的摩擦力矩會對修正組件滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定控制產(chǎn)生干擾?，F(xiàn)有導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面大多是菱形翼面，為適應(yīng)摩擦力矩的干擾，一般通過舵機(jī)傳動機(jī)構(gòu)設(shè)計使得導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面反偏角度大于正偏角度，以對摩擦力矩進(jìn)行等效補(bǔ)償，對引信總體設(shè)計和控制算法均提出較高的要求；同時，菱形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面采用切削加工工藝制造，前期加工過程表明，單片導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的切削加工需在四軸數(shù)控機(jī)床耗時2 h以上，對量產(chǎn)后的進(jìn)度及成本控制帶來挑戰(zhàn)。

本文針對以上需求并結(jié)合二維彈道修正引信氣動控制特點提出一種采用沖壓成形工藝的導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面設(shè)計方法，并對其氣動特性進(jìn)行了仿真分析。

1 導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面應(yīng)用工況分析

1.1 引信滾轉(zhuǎn)角動力學(xué)模型

采用可動翼二維彈道修正引信的修正彈如圖1所示。

圖1 二維彈道修正引信的修正彈Fig.1 Correction projectile with two-dimensional trajectory correction fuse

(1)

式(1)中，Jf為引信極轉(zhuǎn)動慣量，ωxf為引信滾轉(zhuǎn)角速率，γf為引信滾轉(zhuǎn)角，δx為引信導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面偏轉(zhuǎn)角，Mc為彈丸與引信之間的耦合力矩，c1和c3為引信滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動動力系數(shù)，c1和c3可表示為：

(2)

由式(1)及式(2)可以看出，引信的滾轉(zhuǎn)角控制與導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面偏轉(zhuǎn)角及單位舵偏角產(chǎn)生的氣動導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩相關(guān)。因此，在導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面偏轉(zhuǎn)角一定的情況下，導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面應(yīng)提供較大的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩才能對引信頭部進(jìn)行有效的滾轉(zhuǎn)角控制。

1.2 引信不同滾轉(zhuǎn)方向下的導(dǎo)轉(zhuǎn)控制力矩

對于采用可動導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的二維彈道修正引信來說，導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的偏轉(zhuǎn)方向不同所產(chǎn)生的導(dǎo)轉(zhuǎn)控制力矩方向不同，即可以控制引信頭部與彈體同向滾轉(zhuǎn)或反向滾轉(zhuǎn)，如圖2所示。

圖2 引信滾轉(zhuǎn)方向與彈體旋轉(zhuǎn)方向Fig.2 The fuze direction and the projectile body rolling direction

當(dāng)需要控制引信頭部與彈體反向滾轉(zhuǎn)時，導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面所產(chǎn)生的導(dǎo)轉(zhuǎn)控制力矩大小需要滿足：

(3)

當(dāng)需要控制引信頭部與彈體同向滾轉(zhuǎn)時，由于引信在飛行過程中通過減旋機(jī)構(gòu)減旋至較低的轉(zhuǎn)速，彈體保持原有轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)速可達(dá)300 r/s，故彈丸轉(zhuǎn)速高于引信轉(zhuǎn)速，而減旋機(jī)構(gòu)摩擦力矩方向始終是阻礙相對運(yùn)動的[5]，故導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面所產(chǎn)生的導(dǎo)轉(zhuǎn)控制力矩大小需要滿足：

(4)

由式(3)及式(4)可以看出，控制引信頭部與彈體反向滾轉(zhuǎn)時所需導(dǎo)轉(zhuǎn)控制力矩較大，控制引信頭部與彈體同向滾轉(zhuǎn)時所需導(dǎo)轉(zhuǎn)控制力矩較小。為保證引信滾轉(zhuǎn)控制的穩(wěn)定高效，在設(shè)計導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面時應(yīng)考慮不同滾轉(zhuǎn)方向下的導(dǎo)轉(zhuǎn)控制力矩不同。

2 沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面設(shè)計

2.1 沖壓成形用于彈道修正引信的優(yōu)勢

二維彈道修正引信部件設(shè)計應(yīng)面向大規(guī)模批量化、機(jī)械化生產(chǎn)，并且降低制造成本，以保持其效費比高的優(yōu)勢。沖壓成形技術(shù)屬于金屬無切削加工工藝，利用各種板類材料制造出任何幾何形狀的沖壓產(chǎn)品。沖壓成形在金屬加工方法中是比較經(jīng)濟(jì)的，加工方法簡單，消耗工時少，材料利用率可達(dá)到70%～80%，相比傳統(tǒng)金屬切削加工生產(chǎn)效率提升5倍以上。隨著沖壓技術(shù)的發(fā)展以及金屬材料品種不斷擴(kuò)大，機(jī)械物理性能不斷提高，沖壓制品代替金屬切削加工制品的趨勢越來越大[6]。

現(xiàn)有二維彈道修正引信翼面都為金屬切削加工而成，且多采用菱形翼型，如圖3所示?；谏鲜鰶_壓成形技術(shù)的優(yōu)勢，本文將沖壓成形技術(shù)用于二維彈道修正引信導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面設(shè)計。

圖3 切削加工的菱形翼型翼面Fig.3 Diamond wing formed by metal cutting

2.2 沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面外形設(shè)計

菱形翼型的波阻系數(shù)最小[7]，但對于導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面來說，其僅提供一個繞彈軸方向的氣動力矩，這個力矩僅影響引信相對彈體的旋轉(zhuǎn)，對于彈道的影響很小[8]。故可以適當(dāng)增加導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的翼型彎度以提高單個翼面的升力系數(shù)[9]，進(jìn)而提升導(dǎo)轉(zhuǎn)控制力矩。

沖壓成形加工導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面采用模具和沖壓設(shè)備對板材施加壓力，使板材產(chǎn)生塑性變形，從而獲得具有一定形狀和氣動特性的導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面，加工過程如圖4所示，成形后翼面如圖5所示。

通過沖壓成形加工，翼面截面由對稱翼型變?yōu)榱擞袕澏纫硇?，翼面彎度的增加進(jìn)而增加了上下翼面壓強(qiáng)差，增大了單個翼面的升力系數(shù)。當(dāng)兩個所述導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面對稱的布置在引信頭部時，能產(chǎn)生較大導(dǎo)轉(zhuǎn)控制力矩。

圖4 翼面沖壓成形過程Fig.4 Stamping forming process of the wing

圖5 沖壓成形的翼面Fig.5 Wing formed by stamping

3 氣動特性分析

3.1 計算模型及網(wǎng)格化分

為對比分析沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的氣動特性，本文分別對配用傳統(tǒng)切削加工菱形翼型導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面和配用沖壓成形加工導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面二維彈道修正引信的155 mm底凹彈進(jìn)行數(shù)值模擬仿真，計算模型如圖6所示。兩種計算模型彈體及升力翼面完全相同，導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的平面形狀及面積相同，偏轉(zhuǎn)角度都為10°，僅翼面截面不同。沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面為有彎度非對稱翼面，其正偏與反偏所產(chǎn)生的氣動力不同，故配用沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的計算模型有兩種導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面偏轉(zhuǎn)狀態(tài)。

圖6 全彈計算模型Fig.6 The simulation shape of whole projectile

對全彈計算模型進(jìn)行空間結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分。采用ANSYS ICEM CFD生成多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格量約為710萬網(wǎng)格單元，彈體距遠(yuǎn)場邊界約20倍彈長距離。配用切削加工菱形翼型導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面二維彈道修正引信彈體的計算網(wǎng)格較為簡單，且相關(guān)文獻(xiàn)較多，此處只展示配用沖壓成形加工導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面二維彈道修正引信彈體的計算網(wǎng)格。全彈表面網(wǎng)格如圖7所示，導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面網(wǎng)格細(xì)節(jié)如圖8所示。

圖7 全彈表面網(wǎng)格Fig.7 The surface grid of whole projectile

圖8 導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面網(wǎng)格細(xì)節(jié)Fig.8 Grid distribution of roll wing

3.2 邊界條件及求解器設(shè)置

數(shù)值模擬計算采用雷諾時均N-S方程方法(RANS方法)，Spalart-Allmaras(SA)湍流模型求解流場，該方法適用于飛行器擾流流場計算，湍流模型適用于具有壁面限制的流動問題，計算量較小并且穩(wěn)定性較好[10]。

計算邊界條件參數(shù)設(shè)置：密度為1.225 kg/m3，壓力為101 325 Pa，溫度為288.15 K。

3.3 數(shù)值模擬仿真結(jié)果

計算工況：來流馬赫數(shù)為0.8、1.05、1.2、1.5，攻角為0°。

圖9給出了切削加工菱形翼型導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面截面的流場壓力云圖，圖10給出了沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面正偏時翼面截面的流場壓力云圖，圖11給出了沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面反偏時翼面截面的流場壓力云圖。對比圖9—圖11可以看出，沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面下部的高壓區(qū)域及上部的低壓區(qū)域在各馬赫數(shù)下都要大于菱形翼型導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面，上下翼面的壓差的增大導(dǎo)致單個導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的升力增加，從而增加了導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩。對比圖10及圖11可以看出，沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面正偏時翼面下部有翼面前緣和靠近后緣的凹陷處兩個高壓區(qū)域，沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面反偏時翼面下部只有翼面前緣一個高壓區(qū)域，因此沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面正偏產(chǎn)生的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩大于負(fù)偏產(chǎn)生的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩。

圖9 菱形翼型導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面截面流場壓力云圖Fig.9 The pressure nephogram in slice plane of diamond roll wing

圖10 沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面截面流場壓力云圖(正偏)Fig.10 The pressure nephogram in slice plane of roll wing formed by stamp(positive deflection)

圖12給出了導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線，圖13給出了阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線。由圖12可以看出，沖壓成形的導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面相比切削加工菱形翼型導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面大幅提升了導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩，最大提升幅度可達(dá)110%，表明沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面產(chǎn)生導(dǎo)轉(zhuǎn)控制力矩能力更強(qiáng)；并且沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面在偏轉(zhuǎn)角度相同但偏轉(zhuǎn)方向相反的情況下產(chǎn)生的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩大小不同，使引信頭部與彈體反向滾轉(zhuǎn)的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩大于使引信頭部與彈體同向滾轉(zhuǎn)的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩，表明沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面能夠補(bǔ)償減旋機(jī)構(gòu)摩擦力矩，對引信頭部的滾轉(zhuǎn)控制效率更高。

圖11 沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面截面流場壓力云圖(反偏)Fig.11 The pressure nephogram in slice plane of roll wing formed by stamp(negative deflection)

圖12 導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線Fig.12 The change curve of rolling moment coefficient with Mach number

圖13 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線Fig.13 The change curve of drog coefficient with Mach number

由圖13可以看出，沖壓成形的導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面相比切削加工菱形翼型導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面阻力系數(shù)較大，且沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的偏轉(zhuǎn)方向?qū)ψ枇ο禂?shù)影響不大。雖然將波阻系數(shù)較低的對稱菱形翼型更換為不規(guī)則形狀的有彎度翼型會增加阻力，帶來射程損失，但相比導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的大幅提升，阻力系數(shù)增加幅度較小。

4 結(jié)論

本文提出一種二維彈道修正引信沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面設(shè)計方法，該方法通過模具和沖壓設(shè)備對板材施加壓力，使板材產(chǎn)生塑性變形，從而獲得所需的有彎度翼形。對沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的氣動特性進(jìn)行數(shù)值模擬仿真分析，結(jié)果表明，沖壓成形的導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面相比切削加工的菱形翼型導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面大幅提升了導(dǎo)轉(zhuǎn)控制力矩，且在偏轉(zhuǎn)角度相同但偏轉(zhuǎn)方向相反的情況下產(chǎn)生不同大小的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩，能夠補(bǔ)償減旋機(jī)構(gòu)摩擦力矩，進(jìn)而提高對引信的滾轉(zhuǎn)控制效率，并且能夠降顯著提升量產(chǎn)加工效率、降低成本。后續(xù)將通過風(fēng)洞試驗進(jìn)一步驗證其氣動特性。